EP4073366B1 - Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré - Google Patents

Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré Download PDF

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EP4073366B1
EP4073366B1 EP20845181.5A EP20845181A EP4073366B1 EP 4073366 B1 EP4073366 B1 EP 4073366B1 EP 20845181 A EP20845181 A EP 20845181A EP 4073366 B1 EP4073366 B1 EP 4073366B1
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EP
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propulsion system
rotation
fan
axis
satellites
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Caroline Marie Frantz
Gilles Alain Marie Charier
Maeva Daphné GROS-BOROT
Matthieu Bruno François FOGLIA
Adrien Louis Simon
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Safran Aircraft Engines SAS
Safran Transmission Systems SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
Safran Transmission Systems SAS
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Definitions

  • the present invention relates to the field of aeronautical propulsion systems, and more precisely to dual-flow propulsion systems having a high, or even very high, dilution rate and high propulsive efficiency.
  • a dual-flow propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan, an annular primary flow space and an annular secondary flow space.
  • the air mass sucked in by the fan is therefore divided into a primary flow, which circulates in the primary flow space, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the flow space secondary.
  • the fan (or propeller) can be ducted and housed in a fan casing or in a non-ducted variant of the USF type (English acronym for Unducted Single Fan).
  • the fan blades can be fixed or have variable pitch, the pitch being adjusted according to the flight phases by a pitch change mechanism.
  • the primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • the high pressure turbine rotates the high pressure compressor via a first shaft, called the high pressure shaft
  • the low pressure turbine rotates the low pressure compressor and the fan via a second tree, called a low pressure tree.
  • the low pressure shaft is generally housed in the high pressure shaft.
  • propulsion systems In order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system and reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the fan, propulsion systems have been proposed having a dilution ratio (bypass ratio in English), i.e. say the ratio between the flow rate of the secondary flow and the flow rate of the primary flow, high.
  • a dilution ratio greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive.
  • the fan is decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed.
  • decoupling is carried out using a reducer such as a epicyclic or planetary reduction mechanism, placed between the upstream end of the low pressure shaft and the fan.
  • the fan is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism and an additional shaft, called the fan shaft, which is fixed between the reduction mechanism and the fan disc.
  • the overall efficiency of aeronautical propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsive efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system.
  • the propulsive efficiency and the pressure ratio of the fan are therefore linked: the lower the pressure ratio of the fan, the better the propulsive efficiency will be.
  • the choice of fan pressure ratio also influences various technological characteristics of the propulsion system, including the diameter of the fan (and by extension the external dimensions of the propulsion system and its nacelle). , mass and drag), the rotation speed of the fan and the reduction ratio of the reduction mechanism.
  • the preferred reduction mechanisms are of the epicyclic reduction type, in which the fan is driven by the planet carrier, the ring gear being fixed to the motor stator.
  • Such architectures make it possible to achieve higher reduction ratios than planetary type reduction mechanisms (drive of the fan by the crown).
  • the use of an epicyclic gearbox implies to transfer the oil from the fixed mark of the motor to the rotating mark of the planet carrier to supply the bearings and teeth of this reduction gear.
  • an OTB (English acronym for Oil Transfer Bearing, for multi-pass rotating hydraulic joint or rotating oil transfer), which comprises a fixed part relative to a stator part of the propulsion system and which is connected, via dedicated pipes, to the lubrication group comprising an oil tank and a pump, and a rotating part which is integral in movement with a rotor part of the propulsion system.
  • the reduction mechanism includes an epicyclic reducer
  • the rotating part of the OTB is mounted on the low pressure shaft, downstream of the reducer (relative to the direction of gas flow in the propulsion system ) and the oil is then transferred via pipes passing through the gearbox planet carrier, which is fixed.
  • the OTB is therefore constrained in radius by the diameter of the low pressure shaft, which implies significant leaks (the leak rate being proportional to the radius of the OTB) and therefore a short lifespan for this component.
  • the OTB is inaccessible during a maintenance operation since it is downstream of the reducer. In the event of a failure, it is therefore necessary to dismantle the gearbox in order to access the OTB.
  • An aim of the invention is to propose an aeronautical propulsion system, such as a double-flow turbomachine whose fan is ducted, with or without variable timing of the fan blades, or a non-ducted propulsion system of the USF type, having a high dilution rate and improved propulsive efficiency and with a simplified lubrication system.
  • an aeronautical propulsion system such as a double-flow turbomachine whose fan is ducted, with or without variable timing of the fan blades, or a non-ducted propulsion system of the USF type, having a high dilution rate and improved propulsive efficiency and with a simplified lubrication system.
  • the propulsion system includes a rotating oil transfer positioned between the fan and the reduction mechanism.
  • the aeronautical propulsion system according to the first aspect may comprise a dual-flow turbomachine whose fan is ducted, with or without variable timing of the fan blades, or a non-ducted propulsion system of the USF type.
  • the invention proposes an aircraft comprising an aeronautical propulsion system conforming to the first aspect.
  • the propulsion system 1 conventionally comprises a fan 2 and a primary body.
  • the primary body comprises, in the direction of gas flow in the propulsion system 1, an inlet channel 3 extending immediately downstream of the fan 2, a low pressure compressor 4, a high pressure compressor 5, a chamber combustion 6, a high pressure turbine 7, a low pressure turbine 9 and a gas exhaust nozzle.
  • the high pressure turbine 7 rotates the high pressure compressor 5 via a high pressure shaft 8 while the low pressure turbine 9 rotates the low pressure compressor 4 and the blower 2 via a low pressure shaft 10.
  • the fan 2 comprises a fan disk 2 provided with fan blades 11 at its periphery which, when rotated, drive the air flow into the primary and secondary flow spaces of the propulsion system 1.
  • the low pressure compressor 4 comprises at least one compression stage comprising a wheel 14 of moving blades (rotor) driven by the low pressure shaft 10 and rotating in front of a series of fixed blades (stators, or rectifiers) distributed circumferentially around the X axis. If necessary, the low pressure compressor 4 may comprise at least two compression stages.
  • the inlet channel 3 extends immediately downstream of the fan 2. It has an inlet 18, adjacent to the foot of the fan blades 11, directly above the separation nozzle 19 of the primary flow space and of the secondary flow space and an outlet 20 adjacent to the low pressure compressor 4.
  • the inlet channel 3 has the general shape of a swan neck, so that the inlet 18 is radially further away from the axis of rotation of the X axis.
  • the invention applies to any type of double-flow aeronautical propulsion system 1, whether the fan 2 is ducted or not ducted, with fixed-pitch or variable-pitch blades.
  • the upstream and downstream are defined in relation to the normal flow direction of the gas in the fan and through the propulsion system.
  • the axial direction corresponds to the direction of the axis of rotation X and a radial direction is a direction perpendicular to this axis of rotation X and passing through it.
  • the circumferential (or lateral) direction corresponds to a direction perpendicular to the axis of rotation X and not passing through it.
  • internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the axis of rotation X as the part or external face of the same element.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate.
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 31 in the case of a ducted fan 2 and between 40 and 80 in the case of a non-ducted fan 2 .
  • the fan 2 is decoupled from the low pressure turbine 9 to independently optimize their respective rotation speed using a reduction mechanism 12 placed between the upstream end (relative to the direction of flow of the gases in the propulsion system 1) of the low pressure shaft 10 and the fan 2.
  • the fan 2 is then driven by the low pressure shaft 10 via the reduction mechanism 12 and a fan shaft 13, which is fixed between the reduction mechanism 12 and the disk of the fan 2.
  • the fan shaft 13 is movable in rotation around an axis of rotation X coaxial with the axis of rotation X of the low pressure shaft 10.
  • the flow rate of the secondary flow and the flow rate of the primary flow are measured when the propulsion system 1 is stationary in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the Aviation Organization manual (ICAO), Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • the reduction mechanism is planetary and two-stage and the propulsion system 1 further comprises a rotating oil transfer 15 (OTB) positioned between the fan and the reduction mechanism.
  • OTB rotating oil transfer 15
  • the first portions 38 of the satellites 28 extend in the same plane and form a first stage 27 of the reduction mechanism 12 while the second portions 39 of the satellites 28 extend in the same plane, which is parallel to that of the first portions 38, and form the second stage 32 of the reduction mechanism 12.
  • the propulsion system 1 presents, for a high reduction ratio, a reduction mechanism 12 of smaller size.
  • the slope of the inlet channel 3 of the primary stream upstream of the low pressure compressor 4 is gentler, which improves the supply of the low pressure compressor 4 and makes it possible to lower the radius of the separation nozzle 19, and therefore improve the dilution rate.
  • a high reduction ratio makes it possible to reduce the rotation speed and the compression ratio of the fan 2 and to optimize the dimensioning of the low pressure turbine 9. The propulsion efficiency of the propulsion system 1 is therefore improved.
  • the Figure 4 illustrates the radial dimensions obtained for a two-stage planetary reduction mechanism 12 (on the left in the figure) and a single-stage epicyclic reduction mechanism (on the right of the figure), both having the same reduction ratio. It emerges from this comparison that the reduction mechanism presenting the smallest radial dimensions, for the same reduction ratio, is the two-stage planetary reduction mechanism 12. Likewise, we illustrated on the Figure 3 (dotted) the shape of the inlet channel 3' when the reduction mechanism is of the single-stage epicyclic type (for the same reduction ratio).
  • the slope of the inlet channel 3' is significantly greater than that of the inlet channel 3 of a propulsion system 1 comprising a two-stage planetary reduction mechanism 12, which generates aerodynamic losses and reduces the propulsion efficiency of the system propulsive 1.
  • the reduction ratio of the two-stage planetary reduction mechanism is at least 4.5.
  • the reduction ratio greater than or equal to 4.5, for example between 4.5 and 6.
  • the reduction ratio greater than or equal to 6 and less than or equal to 14, preferably less than or equal to 12, for example between 7 and 10.
  • a planetary type reduction mechanism 12 makes it possible to place rotating oil transfer 15 upstream of the reduction mechanism and to fluidly connect it to the oil tank 24 of the lubrication group via of pipes 22 passing between the satellites 28.
  • the stator part comprises an internal ferrule of the inlet channel 3.
  • the rotating oil transfer 15 being placed upstream of the reduction mechanism 12, it is easier to access, which simplifies maintenance operations.
  • the rotating oil transfer 15 can be placed closer to the axis of rotation than when it is downstream of the reduction mechanism 12, since it is no longer limited by the external diameter of the shaft low pressure 10.
  • the leak rates, which are proportional to the distance d from the axis of rotation X, are therefore reduced, which drastically increases the lifespan of the rotating oil transfer 15.
  • the rotating oil transfer 15 comprises a rotating part 16 mounted (indirectly) on the fan shaft 13 and a fixed part 17 mounted on the planet carrier 21.
  • the propulsion system 1 further comprises a pitch change mechanism 43 configured to modify the pitch angle of the fan blades 11 as a function of the flight phases of the propulsion system.
  • This pitch change mechanism 43 then requires actuation means (hydraulic cylinder) supplied with oil by the rotating oil transfer 15.
  • the propulsion system 1 therefore also comprises oil supply easements 23 extending between the rotating part 16 of the rotating oil transfer 15 and the pitch change mechanism 43. These easements 23 are integral in rotation with the rotating part 16 of the rotating oil transfer 15.
  • the portion of the rotating oil transfer 15 supplying the actuation means of the pitch change mechanism 43 comprises a rotating portion, the rotating oil transfer 15 being supplied via the pipes 22 passing through the planet carrier 21, which is fixed.
  • the crown 25 comprises first meshing means 26, the satellites 28 each comprise second meshing means 29 and the sun pinion 33 comprises third meshing means 34.
  • These first, second and third meshing means 26, 29 comprise, in a manner known per se, straight or helical teeth separated in pairs by a groove.
  • the sun pinion 33 comprises a groove on its internal radial surface configured to cooperate with a corresponding groove formed on the upstream end 35 of the low pressure shaft 10.
  • the crown 25 is movable relative to the casing of the propulsion system 1 and is connected to a downstream end of the fan shaft 13 in order to cause it to rotate around the axis of rotation X.
  • the satellites 28 are mounted on the satellite carrier 21, which is fixed relative to the casing of the propulsion system.
  • the satellite carrier 21 can be mounted on the internal shell of the inlet channel 3.
  • Each satellite 28 is mounted to move in rotation on the satellite carrier 21 around a respective axis of revolution 37, for example by intermediate plain bearings.
  • each satellite 28 is symmetrical in revolution with respect to its axis of rotation. revolution 37.
  • the diameter of the first portion 38 is different from the diameter of the second portion 39.
  • Each portion 38, 39 of the satellites 28 thus forms a stage 27, 32 of the reduction mechanism 12.
  • the first portion 38 of each satellite 28 is cylindrical of revolution relative to its axis of revolution 37 and has an external radial surface configured to cooperate with the external radial surface of the sun pinion 33.
  • the external radial surface of this first portion 38 comprises the second meshing means, typically teeth 29, configured to mesh with the third meshing means 34 of the sun pinion 33, typically teeth 34 extending from the external surface of the sun pinion 33.
  • the second portion 39 of each satellite 28 is cylindrical of revolution relative to its axis of revolution 37 and has an external radial surface configured to cooperate with the internal radial surface of the crown 25.
  • the external surface of this second portion 39 also comprises the second meshing means, typically teeth 29, configured to mesh with the teeth 26 of the crown 25.
  • the first portion 38 and the second portion 39 of each satellite 28 are in one piece.
  • the first portion 38 and the second portion 39 of the same satellite 28 can be formed integrally and in a single piece (monolithic).
  • the first portion 38 and the second portion 39 of the same satellite 28 can be assembled.
  • satellites 28 of the same reduction mechanism 12 are identical in shape and dimension.
  • the rotation of the sun pinion 33 by the low pressure shaft 10 therefore has the effect of causing the satellites 28 to rotate around their axis of revolution 37, which is fixed (the planet carrier 21 being fixed to the ferrule of the inlet housing 3).
  • the second portion 39 of the satellites 28 being meshed with the crown 25, which is movable, their rotation around their axis of revolution 37 has the effect of rotating the crown 25 around the axis of rotation X.
  • the fan shaft 13 being connected to the crown 25, the rotation of the crown 25 around the axis of rotation X has the effect of causing the fan shaft 13 to rotate around this axis of rotation X.
  • the second portion 39 of the satellites 28 having a diameter different from their first portion 38.
  • the diameter of the second portion 39 is strictly less than the diameter of the first portion 38. It is in fact the difference in diameters between the first portion 38 and the second portion 39 of the satellites 28 which makes it possible to obtain higher reduction ratios than in a single-stage 12 reduction mechanism, for a comparable radial footprint. It follows that the diameter of the first portion 38 and the diameter of the second portion 39 of the satellites 28 can thus be dimensioned so as to achieve a reduction ratio greater than or equal to at 4.5 with a small radial footprint, thus making it possible to soften the slope of the inlet channel 3.
  • the diameter D of the fan 2 can be between 105 inches (266.7 cm) and 135 inches (342.9 cm).
  • the diameter D of the fan 2 can be between 150 inches (381 cm) and 180 inches (457.2 cm), for example of the order of 167 inches (424.18 cm).
  • diameter D of fan 2 we will understand here double the distance, in a radial plane to the axis of rotation X, measured between the axis of rotation the leading edge 31 and the top 30 of the blade 11.
  • leading edge 31 we understand here the edge of the blade 11 configured to extend facing the flow of gases entering the fan 2.
  • the trailing edge corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the intrados and extrados flows meet.
  • the compression ratio of the ducted fan 2 can be between 1.04 and 1.29 while the pressure ratio of the non-ducted fan 2 can be between 1.01 and 1.025 .
  • the compression ratio of fan 2 is measured here under the same conditions as the dilution ratio, that is to say when the propulsion system 1 is stationary in take-off regime in a standard atmosphere (as defined by the manual of the International Civil Aviation Organization (ICAO), Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the dilution rate of the propulsion system 1 can then be between 10 and 31 in the case of a ducted fan 2 and between 40 and 80 in the case of a non-ducted fan 2.
  • the peripheral speed at the head of the fan blades 11 (that is to say measured at their top 30) in take-off regime as defined above is between 260 m/s and 330 m/s when the fan 2 is ducted and is less than 225 m/s when fan 2 is not ducted.
  • the teeth 26, 29, 34 of the reduction mechanism 12 are helical.
  • the reduction mechanism 12 then comprises an internal stop 41, typically a double ball bearing or a hydraulic stop, interposed between the sun pinion 33 and the fan shaft 13 and configured to take up the axial forces generated between the low pressure shaft 10 and the first portion 38 of the satellites 28.
  • the propulsion system 1 comprises a thrust bearing 42 at the level of the fan 2, interposed between the fan shaft 13 and a (fixed) stator part of the propulsion system 1 and configured to take up the axial forces generated between the second portion 39 of the satellites 28 and the crown 25.
  • the helical shape of the teeth 26, 29, 34 of the reduction mechanism 12 makes it possible to limit the axial forces taken up by the thrust bearing 42.
  • the choice of the helix angles of the teeth 26, 29, 34 and their orientation (sign ) thus makes it possible to compensate for axial forces usually taken up by the thrust bearing 42.
  • a helix angle (relative to a plane comprising the axis of rotation X and the axis of revolution 37 of the satellite 28) of the teeth 29 of the second portion 39 of each satellite 28 between 10° and 30° allows the meshing between the crown 25 and the second portion 39 of the satellites 28 to compensate for the traction forces applied by the fan 2 on the mechanism of reduction 12.
  • the size of the thrust bearing 42 at the level of the fan 2 can therefore be reduced thanks to the compensation of the traction force applied by the fan 2 on the reduction mechanism 12 by the meshing of the helical teeth of the crown 25 and the second portion 39 of the satellites 28.
  • a helix angle (relative to a plane comprising the axis of rotation °, preferably between 15° and 25°, makes it possible to compensate for the forces at the level of the internal stop 41 of the reduction mechanism 12 and therefore to reduce the losses at the level of this stop 41.
  • a two-stage planetary reduction mechanism 12 relaxes the dimensioning of the diameter of the splines of the low pressure shaft 10. In fact, with iso-dimensions under the inlet channel 3 of the propulsion system 1 , the radial size of the crown 25 of a two-stage planetary reduction mechanism 12 is reduced, which allows, if necessary, to increase the diameter of the splines on the upstream end 35 of the low pressure shaft 10. A for comparison, in the case of a single stage reduction mechanism, to obtain a significant reduction ratio, it is necessary to reduce the diameter of the splines of the low pressure shaft to respect the total radial dimensions of the reduction mechanism 12 under input channel 3.
  • the teeth 26, 29, 34 of the reduction mechanism 12 are straight.
  • the internal stop 41 is then optional.

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Description

    DOMAINE DE L'INVENTION
  • La présente invention concerne le domaine des systèmes propulsifs aéronautiques, et plus précisément des systèmes propulsifs à double flux présentant un taux de dilution élevé, voire très élevé, et un haut rendement propulsif.
    • ETAT DE LA TECHNIQUE
  • Un système propulsif à double flux comprend généralement, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement des gaz, une soufflante, un espace annulaire d'écoulement primaire et un espace annulaire d'écoulement secondaire. La masse d'air aspirée par la soufflante est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l'espace d'écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l'espace d'écoulement secondaire. La soufflante (ou hélice) peut être carénée et logée dans un carter de soufflante ou en variante non carénée du type USF (acronyme anglais de Unducted Single Fan, pour soufflante unique non carénée). Les aubes de soufflante peuvent être fixes ou présenter un calage variable, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas.
  • L'espace d'écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d'échappement des gaz. Typiquement, la turbine haute pression entraine en rotation le compresseur haute pression par l'intermédiaire d'un premier arbre, dit arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression entraine en rotation le compresseur basse pression et la soufflante par l'intermédiaire d'un deuxième arbre, dit arbre basse pression. L'arbre basse pression est généralement logé dans l'arbre haute pression.
  • Afin d'améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution (bypass ratio en anglais), c'est-à-dire le rapport entre le débit du flux secondaire et le débit du flux primaire, élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour atteindre de tels taux de dilution, la soufflante est découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d'optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l'aide d'un réducteur tel qu'un mécanisme de réduction épicycloïdal ou planétaire, placé entre l'extrémité amont de l'arbre basse pression et la soufflante. La soufflante est alors entrainée par l'arbre basse pression par l'intermédiaire du mécanisme de réduction et d'un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante, qui est fixé entre le mécanisme de réduction et le disque de la soufflante.
  • Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante et d'augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression. En effet, l'efficacité globale des systèmes propulsifs aéronautiques est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d'énergie cinétique de l'air à la traversée du système propulsif. Dans un système propulsif à taux de dilution élevé, l'essentiel du débit générant l'effort propulsif est constitué par le flux secondaire du système propulsif, l'énergie cinétique du flux secondaire étant majoritairement affecté par la compression qu'il subit lors de la traversée de la soufflante. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la soufflante sont donc liés : plus le rapport de pression de la soufflante est faible, meilleur sera le rendement propulsif.
  • Au-delà de son impact majeur sur le rendement propulsif, le choix du rapport de pression de la soufflante influence également diverses caractéristiques technologiques du système propulsif, dont le diamètre de la soufflante (et par extension les dimensions externes du système propulsif et de sa nacelle, masse et traînée), le régime de rotation de la soufflante et le rapport de réduction du mécanisme de réduction.
  • Toutefois, (i) plus le rapport de réduction augmente et plus son encombrement radial augmente de sorte que le mécanisme de réduction s'intègre difficilement sous la veine d'écoulement primaire et (ii) plus la vitesse de l'arbre basse pression est élevée, plus la vitesse du compresseur basse pression, qui est entrainé par l'arbre basse pression, est élevée et plus le rayon moyen du compresseur basse pression doit être bas pour limiter la vitesse périphérique en sommet des aubages du compresseur basse pression.
  • Ces deux contraintes combinées conduisent à un canal d'entrée de la veine d'écoulement primaire (habituellement désigné par sa forme en col de cygne) en amont du compresseur basse pression présentant une pente d'autant plus importante que l'encombrement radial du mécanisme de réduction est élevé et le rayon moyen du compresseur basse pression est bas. Il en résulte un accroissement des pertes aérodynamiques dans ce canal et une mauvaise alimentation du compresseur basse pression qui portent préjudice au rendement propulsif du système propulsif.
  • Actuellement, les mécanismes de réduction privilégiés sont du type réducteur épicycloïdal, dans lesquels la soufflante est entrainée par le porte-satellite, la couronne étant fixée au stator du moteur. De telles architectures permettent en effet d'atteindre des rapports de réduction plus élevés que les mécanismes de réduction du type planétaire (entrainement de la soufflante par la couronne). L'utilisation d'un réducteur épicycloïdal implique cependant de transférer l'huile du repère fixe du moteur vers le repère tournant du porte-satellites pour alimenter les paliers et dentures de ce réducteur. En outre, dans le cas d'un système propulsif comprenant un mécanisme de changement de pas des aubes de soufflante, il est également nécessaire de transférer l'alimentation d'huile du mécanisme de changement de pas d'un repère fixe (groupe de lubrification) du système propulsif à un repère tournant de la soufflante. Pour cela, il est connu d'utiliser un OTB (acronyme anglais de Oil Transfer Bearing, pour joint hydraulique tournant multi-passage ou transfert d'huile tournant), qui comprend une partie fixe par rapport à une partie stator du système de propulsion et qui est connectée, via des canalisations dédiées, au groupe de lubrification comprenant un réservoir d'huile et une pompe, et une partie tournante qui est solidaire en mouvement d'une partie rotor du système de propulsion. Typiquement, dans le cas où le mécanisme de réduction comprend un réducteur épicycloïdal, la partie tournante de l'OTB est montée sur l'arbre basse pression, en en aval du réducteur (par rapport au sens d'écoulement des gaz dans le système propulsif) et l'huile est ensuite transférée via des canalisations passant au travers du porte-satellites du réducteur, qui est fixe. L'OTB est donc contraint en rayon par le diamètre de l'arbre basse pression, ce qui implique des fuites importantes (le débit de fuite étant proportionnel au rayon de l'OTB) et donc une faible durée de vie pour ce composant. De plus, l'OTB est inaccessible lors d'une opération de maintenance puisqu'il est en aval du réducteur. En cas de défaillance, il est donc nécessaire de démonter le réducteur pour pouvoir accéder à l'OTB.
  • Les documents CA 2 950 551 et US 2018/291819 décrivent des turbomachines comprenant un mécanisme de réduction.
    • EXPOSE DE L'INVENTION
  • Un but de l'invention est de proposer un système propulsif aéronautique, tel qu'une turbomachine à double flux dont la soufflante est carénée, avec ou sans calage variable des aubes de soufflante, ou qu'un système propulsif non caréné du type USF, présentant un taux de dilution élevé et un rendement propulsif amélioré et dont le système de lubrification est simplifié.
  • Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l'invention un système propulsif aéronautique comprenant :
    • un arbre d'entrainement mobile en rotation autour d'un axe de rotation,
    • une soufflante,
    • un arbre de soufflante configuré pour entrainer la soufflante en rotation autour de l'axe de rotation,
    • un mécanisme de réduction couplant l'arbre d'entrainement et l'arbre de soufflante et comprenant deux étages de réduction comportant :
    • un pignon solaire, centré sur l'axe de rotation et configuré pour être entrainé en rotation par l'arbre d'entrainement,
    • une couronne, coaxiale avec le pignon solaire et configurée pour entrainer en rotation l'arbre de soufflante autour de l'axe de rotation, et
    • une série de satellites répartis circonférentiellement autour de l'axe de rotation entre le pignon solaire et la couronne, chaque satellite comprenant une première portion formant le premier étage de réduction engrenée avec le pignon solaire et une deuxième portion formant le deuxième étage de réduction engrenée avec la couronne, un diamètre de la première portion étant différent d'un diamètre de la deuxième portion.
  • De plus, le système propulsif comprend un transfert d'huile tournant positionné entre la soufflante et le mécanisme de réduction.
  • Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
    • la série de satellites est montée sur un porte-satellites qui est fixe par rapport à une partie stator du système propulsif et le système propulsif comprend en outre un réservoir d'huile et au moins une canalisation, la canalisation connectant fluidiquement le réservoir d'huile au transfert d'huile tournant en passant entre les satellites.
    • le transfert d'huile tournant comprend une partie tournante montée sur l'arbre de soufflante et une partie fixe montée sur le porte-satellites.
    • le transfert d'huile tournant est positionné radialement à l'intérieur par rapport à l'arbre de soufflante.
    • le joint hydraulique est plus proche de l'axe de rotation que l'arbre de soufflante.
    • le système propulsif comprend en outre un mécanisme de changement de pas des aubes de la soufflante et une servitude connectant fluidiquement le transfert d'huile tournant au mécanisme de changement de pas.
    • le mécanisme de réduction présente un rapport de réduction supérieur ou égal à 4.5.
    • le système propulsif est non caréné et le rapport de réduction est supérieur ou égal à 6.
    • la première portion et la deuxième portion des satellites comprennent chacune des dents hélicoïdales.
    • les dents hélicoïdales de la première portion des satellites forme un angle compris entre 10° et 30° avec l'axe de rotation, de préférence compris entre 15° et 25°.
    • les dents hélicoïdales de la deuxième portion des satellites forment un angle compris entre 10° et 30° avec l'axe de rotation.
    • le système propulsif présente un taux de dilution supérieur ou égal à 10 et inférieur ou égal à 80.
  • Le système propulsif aéronautique selon le premier aspect peut comprendre une turbomachine à double flux dont la soufflante est carénée, avec ou sans calage variable des aubes de soufflante, ou un système propulsif non caréné du type USF.
  • Selon un deuxième aspect, l'invention propose un aéronef comprenant un système propulsif aéronautique conforme au premier aspect.
    • DESCRIPTION DES FIGURES
  • D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
    • La figure 1 illustre de façon schématique un exemple de système propulsif aéronautique comprenant une soufflante carénée à calage variable conforme à un mode de réalisation de l'invention.
    • La figure 2 illustre de façon schématique un exemple de système propulsif aéronautique comprenant une soufflante non carénée type USF conforme à un mode de réalisation de l'invention.
    • La figure 3 est une vue en coupe détaillée, partielle et schématique d'un exemple de mécanisme de réduction pouvant être utilisé dans un système propulsif aéronautique conforme à l'invention. Le canal d'entrée d'un système propulsif de l'art antérieur a en outre été représenté en pointillés sur cette figure.
    • La figure 4 est une vue schématique illustrant d'un côté (à gauche) un mécanisme de réduction planétaire biétage et d'un autre côté (à droite) un mécanisme de réduction épicycloïdal simple étage, pour un même rapport de réduction.
  • Sur l'ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
    • DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
  • Le système propulsif 1 comprend, de manière conventionnelle, une soufflante 2 et un corps primaire. Le corps primaire comprend, dans le sens d'écoulement des gaz dans le système propulsif 1, un canal d'entrée 3 s'étendant immédiatement en aval de la soufflante 2, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 5, une chambre de combustion 6, une turbine haute pression 7, une turbine basse pression 9 et une tuyère d'échappement des gaz. La turbine haute pression 7 entraine en rotation le compresseur haute pression 5 par l'intermédiaire d'un arbre haute pression 8 tandis que la turbine basse pression 9 entraine en rotation le compresseur basse pression 4 et la soufflante 2 par l'intermédiaire d'un arbre basse pression 10.
  • La soufflante 2 comprend un disque de soufflante 2 pourvu d'aubes de soufflante 11 à sa périphérie qui, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent le flux d'air dans les espaces d'écoulement primaire et secondaire du système propulsif 1.
  • Le compresseur basse pression 4 comprend au moins un étage de compression comprenant une roue 14 d'aubes mobiles (rotor) entrainée par l'arbre basse pression 10 et tournant devant une série d'aubes fixes (stators, ou redresseurs) réparties circonférentiellement autour de l'axe X. Le cas échéant, le compresseur basse pression 4 peut comprendre au moins deux étages de compression.
  • Le canal d'entrée 3 s'étend immédiatement en aval de la soufflante 2. Il présente une entrée 18, adjacente au pied des aubes de soufflante 11, à l'aplomb du bec de séparation 19 de l'espace d'écoulement primaire et de l'espace d'écoulement secondaire et une sortie 20 adjacente au compresseur basse pression 4. Le canal d'entrée 3 présente la forme générale d'un col de cygne, de sorte que l'entrée 18 est radialement plus éloignée de l'axe de rotation X que la sortie 20. Le canal d'entrée 3 comprend, de manière connue en soi, roue directrice d'entrée (ou IGV, acronyme anglais d'Inlet Guide Vane) comprenant une rangée d'aubes fixes réparties circonférentiellement autour de l'axe X.
  • L'invention s'applique à tout type de système propulsif 1 aéronautique à double flux, que la soufflante 2 soit carénée ou non carénée, à aubes à calage fixes ou à calage variable.
  • Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du gaz dans la soufflante et à travers le système propulsif. Par ailleurs, La direction axiale correspond à la direction de l'axe de rotation X et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe de rotation X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe de rotation X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe de rotation X que la partie ou la face externe du même élément.
  • Le système propulsif 1 présente un taux de dilution élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 31 dans le cas d'une soufflante 2 carénée et entre 40 et 80 dans le cas d'une soufflante 2 non carénée. Pour cela, la soufflante 2 est découplée de la turbine basse pression 9 pour optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective à l'aide d'un mécanisme de réduction 12 placé entre l'extrémité amont (par rapport au sens d'écoulement des gaz dans le système propulsif 1) de l'arbre basse pression 10 et la soufflante 2. La soufflante 2 est alors entrainée par l'arbre basse pression 10 par l'intermédiaire du mécanisme de réduction 12 et d'un arbre de soufflante 13, qui est fixé entre le mécanisme de réduction 12 et le disque de la soufflante 2. L'arbre de soufflante 13 est mobile en rotation autour d'un axe de rotation X coaxial à l'axe de rotation X de l'arbre basse pression 10.
  • Pour calculer le taux de dilution, le débit du flux secondaire et le débit du flux primaire sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
  • Dans ce qui suit, tous les paramètres seront mesurés dans ces conditions, à savoir lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
  • Afin d'améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de simplifier son système de lubrification, le mécanisme de réduction est planétaire et biétage et le système propulsif 1 comprend en outre un transfert d'huile 15 tournant (OTB) positionné entre la soufflante et le mécanisme de réduction.
  • Plus précisément, le mécanisme de réduction 12 comprend :
    • un pignon solaire 33, centré sur l'axe de rotation X et configuré pour être entrainé en rotation par l'arbre basse pression 10, qui joue le rôle d'un arbre d'entrainement,
    • une couronne 25, coaxiale avec le pignon solaire 33 et configurée pour entrainer en rotation l'arbre de soufflante 13 autour de l'axe de rotation X, et
    • une série de satellites 28 répartis circonférentiellement autour de l'axe de rotation X entre le pignon solaire 33 et la couronne 25, chaque satellite 28 comprenant une première portion 38 engrenée avec le pignon solaire 33 et une deuxième portion 39 engrenée avec la couronne 25.
  • Les premières portions 38 des satellites 28 s'étendent dans un même plan et forment un premier étage 27 du mécanisme de réduction 12 tandis que les deuxièmes portions 39 des satellites 28 s'étendent dans un même plan, qui est parallèle à celui des premières portions 38, et forment le deuxième étage 32 du mécanisme de réduction 12.
  • En comparaison avec les moteurs de l'art antérieur, le système propulsif 1 présente, pour un rapport de réduction élevé, un mécanisme de réduction 12 d'encombrement plus faible. Il en résulte que la pente du canal d'entrée 3 de la veine primaire en amont du compresseur basse pression 4 est plus douce, ce qui améliore l'alimentation du compresseur basse pression 4 et permet de baisser le rayon du bec de séparation 19, et donc d'améliorer le taux de dilution. En parallèle, un rapport de réduction élevé permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de compression de la soufflante 2 et d'optimiser le dimensionnement de la turbine basse pression 9. Le rendement propulsif du système propulsif 1 est donc amélioré.
  • A titre de comparaison, la figure 4 illustre l'encombrement radial obtenu pour un mécanisme de réduction 12 planétaire biétage (à gauche sur la figure) et un mécanisme de réduction épicycloïdal simple étage (à droite de la figure), présentant tous les deux un même rapport de réduction. Il ressort de cette comparaison que le mécanisme de réduction présentant l'encombrement radial le plus faible, pour un même rapport de réduction, est le mécanisme de réduction 12 biétage planétaire. De même, on a illustré sur la figure 3 (en pointillés) la forme du canal d'entrée 3' lorsque le mécanisme de réduction est du type épicycloïdal simple étage (pour le même rapport de réduction). Comme cela ressort clairement sur cette figure 3, la pente du canal d'entrée 3' est nettement plus importante que celle du canal d'entrée 3 d'un système propulsif 1 comprenant un mécanisme de réduction 12 planétaire biétage, ce qui engendre des pertes aérodynamiques et réduit le rendement propulsif du système propulsif 1.
  • Le rapport de réduction du mécanisme de réduction biétage planétaire est au moins égal à 4.5.
  • Dans le cas d'un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 carénée (Figure 1), et le cas échéant des aubes de soufflante 11 à calage variable, le rapport de réduction supérieur ou égal à 4.5, par exemple entre 4.5 et 6.
  • Dans le cas d'un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 non carénée (Figure 2), par exemple du type USF, le rapport de réduction supérieur ou égal à 6 et inférieur ou égal à 14, de préférence inférieur ou égal à 12, par exemple entre 7 et 10.
  • De plus, l'utilisation d'un mécanisme de réduction 12 du type planétaire permet de placer transfert d'huile 15 tournant en amont du mécanisme de réduction et de le raccorder fluidiquement au réservoir d'huile 24 du groupe de lubrification par l'intermédiaire de canalisations 22 passant entre les satellites 28. En d'autres termes, il n'est plus nécessaire de transférer l'huile du repère fixe du moteur vers un repère tournant du mécanisme de réduction 12 pour alimenter les paliers et dentures du mécanisme de réduction : il suffit en effet de transférer l'huile directement dans les canalisations 22 passant au travers du porte-satellites 21, qui est fixe par rapport à une partie stator du système propulsif 1, et d'alimenter ensuite les paliers et dentures 26, 29, 34 du mécanisme de réduction 12 depuis ces canalisations 22. Le cas échéant, la partie stator comprend une virole interne du canal d'entrée 3.
  • En outre, le transfert d'huile tournant étant placé en amont du mécanisme de réduction 12, il est plus facile d'accès, ce qui simplifie les opérations de maintenance. De plus, le transfert d'huile tournant 15 peut être placé plus proche de l'axe de rotation que lorsqu'il est en aval du mécanisme de réduction 12, puisqu'il n'est plus limité par le diamètre externe de l'arbre basse pression 10. En particulier, il est possible de positionner le transfert d'huile tournant 15 radialement à l'intérieur par rapport à l'arbre de soufflante 13 : en d'autres termes, le transfert d'huile tournant 15 est plus proche de l'axe de rotation X que l'arbre de soufflante 13. La distance d entre le transfert d'huile tournant 15 et l'axe de rotation X est donc nettement plus faible que lorsque le transfert d'huile tournant 15 est placé en aval du mécanisme de réduction 12, et notamment inférieure au rayon R de l'arbre basse pression 10. Les débits de fuite, qui sont proportionnels à la distance d à l'axe de rotation X, sont donc réduits, ce qui augmente drastiquement la durée de vie du transfert d'huile tournant 15.
  • La structure du transfert d'huile tournant 15 et son alimentation sont donc simplifiées.
  • Dans une forme de réalisation, le transfert d'huile tournant 15 comprend une partie tournante 16 montée (indirectement) sur l'arbre de soufflante 13 et une partie fixe 17 montée sur le porte-satellites 21.
  • Optionnellement, le système propulsif 1 comprend en outre un mécanisme de changement de pas 43 configuré pour modifier l'angle de calage des aubes de soufflante 11 en fonction des phases de vol du système propulsif. Ce mécanisme de changement de pas 43 nécessite alors des moyens d'actionnement (vérin hydraulique) alimentés en huile par le transfert d'huile tournant 15. Le système propulsif 1 donc comprend en outre des servitudes 23 d'alimentation d'huile s'étendant entre la partie tournante 16 du transfert d'huile tournant 15 et le mécanisme de changement de pas 43. Ces servitudes 23 sont solidaires en rotation de la partie tournante 16 du transfert d'huile tournant 15.
  • De plus, seule la portion du transfert d'huile tournant 15 alimentant les moyens d'actionnement du mécanisme de changement de pas 43 comprend une portion tournante, le transfert d'huile tournant 15 étant alimenté via les canalisations 22 passant par le porte-satellites 21, qui est fixe.
  • Dans une forme de réalisation, la couronne 25 comporte des premiers moyens d'engrènement 26, les satellites 28 comportent chacun des deuxièmes moyens d'engrènement 29 et le pignon solaire 33 comprend des troisièmes moyens d'engrènement 34. Ces premiers, deuxièmes et troisièmes moyens d'engrènement 26, 29 comprennent, de manière connue en soi, des dents droites ou hélicoïdales séparées deux à deux par une gorge.
  • Plus précisément, le pignon solaire 33 comprend une cannelure sur sa surface radiale interne configurée pour coopérer avec une cannelure correspondante formée sur l'extrémité amont 35 de l'arbre basse pression 10.
  • La couronne 25 est mobile par rapport au carter du système propulsif 1 est raccordée à une extrémité aval de l'arbre de soufflante 13 afin de l'entrainer en rotation autour de l'axe de rotation X.
  • Les satellites 28 sont montés sur le porte-satellites 21, qui est fixe par rapport au carter du système propulsif. Typiquement, le porte-satellites 21 peut être monté sur la virole interne du canal d'entrée 3. Chaque satellite 28 est monté mobile en rotation sur le porte-satellites 21 autour d'un axe de révolution 37 respectif, par exemple par l'intermédiaire de paliers lisses. Par ailleurs, chaque satellite 28 est symétrique de révolution par rapport à son axe de révolution 37. Le diamètre de la première portion 38 est différent du diamètre de la deuxième portion 39. Chaque portion 38, 39 des satellites 28 forme ainsi un étage 27, 32 du mécanisme de réduction 12.
  • Plus précisément, la première portion 38 de chaque satellite 28 est cylindrique de révolution par rapport à son axe de révolution 37 et présente une surface radiale externe configurée pour coopérer avec la surface radiale externe du pignon solaire 33. Pour cela, la surface radiale externe de cette première portion 38 comprend les deuxièmes moyens d'engrènement, typiquement des dents 29, configurées pour engrener les troisièmes moyens d'engrènement 34 du pignon solaire 33, typiquement des dents 34 s'étendant depuis la surface externe du pignon solaire 33.
  • La deuxième portion 39 de chaque satellite 28 est cylindrique de révolution par rapport à son axe de révolution 37 et présente une surface radiale externe configurée pour coopérer avec la surface radiale interne de la couronne 25. Pour cela, la surface externe de cette deuxième portion 39 comprend également les deuxièmes moyens d'engrènement, typiquement des dents 29, configurées pour engrener les dents 26 de la couronne 25.
  • La première portion 38 et la deuxième portion 39 de chaque satellite 28 sont monobloc. Par exemple, la première portion 38 et la deuxième portion 39 d'un même satellite 28 peuvent être formées intégralement et en une seule pièce (monolithique). En variante, la première portion 38 et la deuxième portion 39 d'un même satellite 28 peuvent être assemblées.
  • Par ailleurs, les satellites 28 d'un même mécanisme de réduction 12 sont identiques en forme et en dimension.
  • La mise en rotation du pignon solaire 33 par l'arbre basse pression 10 a donc pour effet d'entrainer les satellites 28 en rotation autour de leur axe de révolution 37, qui est fixe (le porte-satellites 21 étant fixé à la virole du carter d'entrée 3). La deuxième portion 39 des satellites 28 étant engrenée avec la couronne 25, qui est mobile, leur rotation autour de leur axe de révolution 37 a pour effet de mettre en rotation la couronne 25 autour de l'axe de rotation X. Enfin, l'arbre de soufflante 13 étant raccordé à la couronne 25, la rotation de la couronne 25 autour de l'axe de rotation X a pour effet d'entrainer l'arbre de soufflante 13 en rotation autour de cet axe de rotation X.
  • La deuxième portion 39 des satellites 28 présentant un diamètre différent de leur première portion 38,. Afin d'obtenir un rendement propulsif élevé, le diamètre de la deuxième portion 39 est strictement inférieur au diamètre de la première portion 38. C'est en effet la différence de diamètres entre la première portion 38 et la deuxième portion 39 des satellites 28 qui permet d'obtenir des rapports de réduction plus élevés que dans un mécanisme de réduction 12 simple étage, pour un encombrement radial comparable. Il en découle que le diamètre de la première portion 38 et le diamètre de la deuxième portion 39 des satellites 28 peuvent ainsi être dimensionnés de sorte à atteindre un rapport de réduction supérieur ou égal à 4.5 avec un encombrement radial faible, permettant ainsi d'adoucir la pente du canal d'entrée 3.
  • Par ailleurs, dans le cas d'un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 carénée, le diamètre D de la soufflante 2 peut être compris entre 105 pouces (266.7 cm) et 135 pouces (342,9 cm). Dans le cas d'un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 non carénée, le diamètre D de la soufflante 2 peut être compris entre 150 pouces (381 cm) et 180 pouces (457,2 cm), par exemple de l'ordre de 167 pouces (424,18 cm). Par diamètre D de soufflante 2, on comprendra ici le double de la distance, dans un plan radial à l'axe de rotation X, mesurée entre l'axe de rotation X et le sommet 30 des aubes de soufflante 11 à l'intersection entre le bord d'attaque 31 et le sommet 30 de l'aube 11. Par bord d'attaque 31, on comprendra ici le bord de l'aube 11 configuré pour s'étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans la soufflante 2. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados.
  • De plus, pour ces diamètres D de soufflante 2 et régimes de rotation, le rapport de compression de la soufflante 2 carénée peut être compris entre 1.04 et 1.29 tandis que le rapport de pression de la soufflante 2 non carénée peut être compris entre 1.01 et 1.025. Le rapport de compression de la soufflante 2 est mesuré ici dans les mêmes conditions que le taux de dilution, c'est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
  • Le taux de dilution du système propulsif 1 peut alors être compris entre 10 et 31 dans le cas d'une soufflante 2 carénée et entre 40 et 80 dans le cas d'une soufflante 2 non carénée.
  • La vitesse périphérique en tête des aubes de soufflante 11 (c'est-à-dire mesurée au niveau de leur sommet 30) en régime de décollage tel que défini ci-dessus est comprise entre 260 m/s et 330 m/s lorsque la soufflante 2 est carénée et est inférieure à 225 m/s lorsque la soufflante 2 est non carénée.
  • Dans une première forme de réalisation, les dents 26, 29, 34 du mécanisme de réduction 12 sont hélicoïdales.
  • Dans cette forme de réalisation, le mécanisme de réduction 12 comprend alors une butée interne 41, typiquement un palier à double billes ou une butée hydraulique, interposée entre le pignon solaire 33 et l'arbre de soufflante 13 et configurée pour reprendre les efforts axiaux générés entre l'arbre basse pression 10 et la première portion 38 des satellites 28. Par ailleurs, le système propulsif 1 comprend un palier de butée 42 au niveau de la soufflante 2, interposé entre l'arbre de soufflante 13 et une partie stator (fixe) du système propulsif 1 et configurée pour reprendre les efforts axiaux générés entre la deuxième portion 39 des satellites 28 et la couronne 25.
  • Optionnellement, la forme hélicoïdale des dents 26, 29, 34 du mécanisme de réduction 12 permet de limiter les efforts axiaux repris par le palier de butée 42. Le choix des angles d'hélice des dents 26, 29, 34 et leur orientation (signe) permet ainsi de compenser des efforts axiaux habituellement repris par le palier de butée 42. Par exemple, un angle d'hélice (par rapport à un plan comprenant l'axe de rotation X et l'axe de révolution 37 du satellite 28) des dents 29 de la deuxième portion 39 de chaque satellite 28 compris entre 10° et 30° permet à l'engrènement entre la couronne 25 et la deuxième portion 39 des satellites 28 de compenser les efforts de traction appliqués par la soufflante 2 sur le mécanisme de réduction 12. La taille du palier de butée 42 au niveau de la soufflante 2 peut donc être réduite grâce à la compensation de l'effort de traction appliqué par la soufflante 2 sur le mécanisme de réduction 12 par l'engrènement des dents hélicoïdales de la couronne 25 et de la deuxième portion 39 des satellites 28.
  • Par ailleurs, un angle d'hélice (par rapport à un plan comprenant l'axe de rotation X et l'axe de révolution 37 du satellite 28) des dents 29 de la première portion 38 de chaque satellite 28 compris entre 10° et 30°, de préférence entre 15° et 25°, permet de compenser les efforts au niveau de la butée interne 41 du mécanisme de réduction 12 et donc de réduire les pertes au niveau de cette butée 41.
  • On notera en outre que l'utilisation d'un mécanisme de réduction 12 biétage planétaire assouplit le dimensionnement du diamètre des cannelures de l'arbre basse pression 10. En effet, à iso-encombrement sous le canal d'entrée 3 du système propulsif 1, l'encombrement radial de la couronne 25 d'un mécanisme de réduction 12 biétage planétaire est réduit, ce qui permet, si besoin, d'augmenter le diamètre des cannelures sur l'extrémité amont 35 de l'arbre basse pression 10. A titre de comparaison, dans le cas d'un mécanisme de réduction simple étage, pour obtenir un rapport de réduction important, il est nécessaire de réduire le diamètre des cannelures de l'arbre basse pression pour respecter l'encombrement radial total du mécanisme de réduction 12 sous le canal d'entrée 3.
  • Dans une deuxième forme de réalisation, les dents 26, 29, 34 du mécanisme de réduction 12 sont droite. Dans cette forme de réalisation, la butée interne 41 est alors optionnelle.

Claims (13)

  1. Système propulsif (1) aéronautique comprenant :
    - un arbre d'entrainement (10) mobile en rotation autour d'un axe de rotation (X),
    - une soufflante (2),
    - un arbre de soufflante (13) configuré pour entrainer la soufflante en rotation autour de l'axe de rotation (X),
    - un mécanisme de réduction (12) couplant l'arbre d'entrainement (10) et l'arbre de soufflante (13),
    le système propulsif (1) étant caractérisé en ce que le mécanisme de réduction (12) comprend deux étages de réduction (27, 32) comportant :
    - un pignon solaire (33), centré sur l'axe de rotation (X) et configuré pour être entrainé en rotation par l'arbre d'entrainement (10),
    - une couronne (25), coaxiale avec le pignon solaire (33) et configurée pour entrainer en rotation l'arbre de soufflante (13) autour de l'axe de rotation (X), et
    - une série de satellites (28) répartis circonférentiellement autour de l'axe de rotation (X) entre le pignon solaire (33) et la couronne (25), chaque satellite (28) comprenant une première portion (38) formant le premier étage de réduction (27) engrenée avec le pignon solaire (33) et une deuxième portion (39) formant le deuxième étage de réduction (32) engrenée avec la couronne (25), un diamètre de la première portion (38) étant différent d'un diamètre de la deuxième portion (39),
    et en ce que le système propulsif (1) comprend en outre un transfert d'huile tournant (15) positionné entre la soufflante et le mécanisme de réduction (12).
  2. Système propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel la série de satellites (28) est montée sur un porte-satellites (21) qui est fixe par rapport à une partie stator (3) du système propulsif (1) et le système propulsif (1) comprend en outre un réservoir d'huile (24) et au moins une canalisation (22), la canalisation (22) connectant fluidiquement le réservoir d'huile (24) au transfert d'huile tournant (15) en passant entre les satellites (28).
  3. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel le transfert d'huile tournant (15) comprend une partie tournante (16) montée sur l'arbre de soufflante (13) et une partie fixe (17) montée sur le porte-satellites (21).
  4. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le transfert d'huile tournant (15) est positionné radialement à l'intérieur par rapport à l'arbre de soufflante (13).
  5. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel le transfert d'huile tournant (15) est plus proche de l'axe de rotation (X) que l'arbre de soufflante (13).
  6. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 à 5 comprenant en outre un mécanisme de changement de pas (46) des aubes (11) de la soufflante (2) et une servitude (23) connectant fluidiquement le transfert d'huile tournant (15) au mécanisme de changement de pas (43).
  7. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel le mécanisme de réduction présente un rapport de réduction supérieur ou égal à 4.5.
  8. Système propulsif (1) selon la revendication 7 comprenant un système propulsif (1) non caréné, le rapport de réduction étant supérieur ou égal à 6.
  9. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 7 ou 8, dans lequel la première portion (38) et la deuxième portion (39) des satellites (28) comprennent chacune des dents hélicoïdales.
  10. Système propulsif (1) selon la revendication 9, dans lequel les dents hélicoïdales de la première portion des satellites forme un angle compris entre 10° et 30° avec l'axe de rotation (X), de préférence compris entre 15° et 25°.
  11. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 9 ou 10, dans lequel les dents hélicoïdales (39) de la deuxième portion (39) des satellites (28) forment un angle compris entre 10° et 30° avec l'axe de rotation (X).
  12. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 8 à 11 présentant un taux de dilution supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 80.
  13. Aéronef comprenant un système propulsif (1) aéronautique selon l'une des revendications 1 à 12.
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